CN204606223U - 飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置 - Google Patents

Abstract

飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置，涉及飞行器。设有飞行器前体、内乘波式高超声速进气道、进气道隔离段；飞行器前体与内乘波式高超声速进气道为三维向内收缩，进气道隔离段为圆柱形等直管道；飞行器前体的前缘捕获型线为类抛物线型的三维曲线，飞行器前体与内乘波式高超声速进气道于内乘波式高超声速进气道进口型线处相连接，内乘波式高超声速进气道进口型线为圆弧形封闭曲线，其正向投影为类椭圆形；内乘波式高超声速进气道与进气道隔离段于进气道肩部型线处相连接，进气道肩部型线其正向投影为圆形；进气道隔离段的出口的形状为与进气道肩部型线正向投影半径相同的圆形曲线。

Description

飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置

技术领域

本实用新型涉及飞行器，尤其是涉及一种飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置。

背景技术

近空间飞行器研究是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，而超燃冲压发动机研究又因其重要的战略意义成为近空间飞行器发展的重中之重。以美、俄、德、法、澳为代表的世界强国都在大力推进各自的超燃冲压发动机研制计划([1]Joseph,M.H,James S.M.RichardC.M.,The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program[R],15th AIAA InternationalSpace Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008；[2]Steven,H.W.,Col,J.S.,Dale S.R.et.al The DARPA/AF Falcon Program:The Hypersonic Technology Vehicle#2(HCV-2)Flight Demonstration Phase[R],15th AIAA International Space Planes and HypersonicSystems and Technologies Conference,2008)。

高超声速进气道通常布置于飞行器前部，与飞行器前体造型完全融合、一体设计，如美国近期研制的X43和X51飞行器。可以肯定地说，高超声速进气道已经成为联系飞行器前体和推进系统的重要纽带，因此，实现高超声速飞行的关键在于推进系统与机体的一体化设计，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器前体和进气道的一体化。前体对于飞行器的作用主要为提供高升阻比以及良好的前缘气动热防护性能；而进气道的主要功能为压缩高超声速来流，为燃烧室提供促进燃烧的有效气源同时将气流能量损失降至最低。传统的设计方法为先设计飞行器前体，根据已设计完成的飞行器前体形状设计相应的进气道与之相匹配，该设计方法的缺点为，飞行器前体与进气道为离散设计，再相互耦合，导致设计完成的前体与进气道之间相互干扰，由飞行器前体产生的入射激波将对进气道的入射激波产生不良影响，导致进气道捕获能力降低，溢流阻力增大，进而降低推进系统的工作能力。一体化设计并非仅仅将两个部件分别设计再进行折衷叠加，设计过程中必须充分考虑其与飞行器前体气动特征、三维外形的匹配，因此，研究高效的进气道前体设计方法至关重要。

发明内容

本实用新型的目的在于针对飞行器前体与进气道离散设计存在的缺点，提供使飞行器前体产生的入射激波对进气道性能不产生影响，改善推进系统的总体性能，固定几何、设计状态来流激波贴口，低马赫数自动溢流的一种飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置。

本实用新型设有飞行器前体、内乘波式高超声速进气道、进气道隔离段；

飞行器前体与内乘波式高超声速进气道为三维向内收缩，进气道隔离段为圆柱形等直管道；

飞行器前体的前缘捕获型线为类抛物线型的三维曲线，飞行器前体与内乘波式高超声速进气道于内乘波式高超声速进气道进口型线处相连接，内乘波式高超声速进气道进口型线为圆弧形封闭曲线，其正向投影为类椭圆形；内乘波式高超声速进气道与进气道隔离段于进气道肩部型线处相连接，进气道肩部型线其正向投影为圆形；进气道隔离段的出口的形状为与进气道肩部型线正向投影半径相同的圆形曲线。

本实用新型的优点如下：

本实用新型是一种固定几何进气道。飞行器前体能够为飞行器提供高的升力系数，内乘波式进气道能够保证进气道全流量捕获，增大发动机推力的同时减小溢流阻力，采用两段压缩角不同的压缩型线相连接，构成的内收缩基本流场可以满足飞行器前体与内乘波进气道的设计要求，获得飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置。

附图说明

图1是本实用新型实施例的侧视结构组成示意图。

图2是本实用新型实施例的仰视结构组成示意图。

图3是飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法原理图。

图4是本实用新型实施例的三维轮廓图。

在图中，各标记为：1表示飞行器前体、2表示内乘波式高超声速进气道、3表示进气道隔离段、4表示飞行器前体前缘捕获型线、5表示内乘波式高超声速进气道进口型线、6表示进气道肩部型线、7表示进气道隔离段的出口(即本实用新型的出口)。

具体实施方式

参见图1～4，本实用新型实施例设有飞行器前体1、内乘波式高超声速进气道2、进气道隔离段3。

飞行器前体1与内乘波式高超声速进气道2为三维向内收缩，进气道隔离段3为圆柱形等直管道；飞行器前体1的前缘捕获型线4为类抛物线型的三维曲线，飞行器前体1与内乘波式高超声速进气道2于内乘波式高超声速进气道进口型线5处相连接，内乘波式高超声速进气道进口型线5为圆弧形封闭曲线，其正向投影为类椭圆形；内乘波式高超声速进气道2与进气道隔离段3于进气道肩部型线6处相连接，进气道肩部型线6其正向投影为圆形；进气道隔离段3的出口7的形状为与进气道肩部型线6正向投影半径相同的圆形曲线。

飞行器前体与内乘波式高速声速进气道一体化设计方法如下：给定来流马赫数Ma＝6.5,入射激波角β＝12°，可设计如图1所示一体化装置。所述装置由飞行器前体1、内乘波式高超声速进气道2与进气道隔离段3组成。该装置在设计条件下激波完全贴口实现理论捕获流量大于100％。

本实用新型包括飞行器前体、进气道收缩段和隔离段，飞行器前体与进气道收缩段为三维向内收缩，高超声速来流在前体前缘形成不规则的初始入射三维激波，并于进气道收缩段前缘形成二次入射三维激波，该激波将三维进口完全封闭。其设计方法是以内收缩轴对称内收缩基本流场为基础，该内收缩基本流场由两段压缩角不同的压缩型线组成，在指定隔离段出口形状后在进气道每一周向平面进行不同径向位置的基本流场流线追踪，获得带前体内乘波式高超声速进气道一体化装置。本实用新型克服了传统进气道因前体作用导致进气道溢流严重的缺点，实现了进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小溢流阻力；增大进气道的工作范围，提高进气道的低马赫数性能。

Claims (1)

1.飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置，其特征在于设有飞行器前体、内乘波式高超声速进气道、进气道隔离段；

飞行器前体与内乘波式高超声速进气道为三维向内收缩，进气道隔离段为圆柱形等直管道；

飞行器前体的前缘捕获型线为类抛物线型的三维曲线，飞行器前体与内乘波式高超声速进气道于内乘波式高超声速进气道进口型线处相连接，内乘波式高超声速进气道进口型线为圆弧形封闭曲线，其正向投影为类椭圆形；内乘波式高超声速进气道与进气道隔离段于进气道肩部型线处相连接，进气道肩部型线其正向投影为圆形；进气道隔离段的出口的形状为与进气道肩部型线正向投影半径相同的圆形曲线。